Verfahren zur Zündung der flüssigen Treibstoffe einer Rakete sowie Rakete zur Durchführung des Verfahrens. Bei Raketen mit flüssigen Treibstoffen bereitet die Zündung derselben im Augen blick ihres Einströmens in den Verbren nungsraum der Rakete erfahrungsgemäss be sondere Schwierigkeiten. Es war bisher üblich, hy pergole Treibstoffe zu verwenden, d. h. Treibstoffe, die sich bei Hinzutritt des entsprechenden Sauerstoffträgers, wie z. B. Salpetersäure, von selbst entzünden.
Da die Zündfähigkeit derartiger Treibstoffe bei län gerer Lagerzeit jedoch abnimmt, verliert die ses Zündverfahren an Sicherheit, und es kön nen beim Abschuss der Rakete daher leicht Detonationen entstehen, welche zur Zerstö rung der Rakete und zur Gefährdung der die selbe bedienenden Mannschaft führen können.
Die vorliegende Erfindung will die ge schilderte Schwierigkeit beheben und be trifft ein Verfahren zur Zündung der flüs sigen Treibstoffe einer Rakete sowie eine Ra kete zur Durchführung dieses Verfahrens.
Das erfindungsgemässe Verfahren zeich net sich dadurch aus, dass die durch Druck entwicklung einer Austreibpatrone in den Verbrennungsraum der Rakete gelangenden Treibstoffe beim Eintritt in den Verbren nungsraum auf pyrotechnischem Weg von der Austreibpatrone aus entzündet werden.
Die zur Durchführung dieses Verfahrens geeignete Rakete ist dadurch gekennzeichnet, dass Mittel vorhanden sind, um die durch Druckentwicklung einer Austreibpatrone in den Verbrennungsraum der Rakete gelangen- den Treibstoffe beim Eintritt in den Verbren nungsraum auf pyrotechnischem Weg von der Austreibpatrone aus zu entzünden.
An Hand der Zeichnung, in welcher rein beispielsweise .drei Ausführungsformen der erfindungsgemässen Rakete dargestellt sind, wird auch das Verfahren nach der Erfindung beispielsweise erläutert.. Es zeigen: Fig. 1 einen Teil einer Rakete im axialen Längsschnitt gemäss einer ersten Ausfüh rungsform im Augenblick des Antriebs- beginnes, Fig. 2 einen analogen Schnitt durch einen Teil einer Rakete gemäss einer zweiten Aus führungsform, ebenfalls im Augenbliek des Antriebsbeginnes,
Fig. 3 einen teilweisen Längsschnitt durch eine dritte -Nusbildungsforin der Rakete vor deren Abschuss, Fig. 4 im Augenblick der Treibstoffzün dung.
Die in Fig. 1 dargestellte Rakete weist zwei voneinander getrennte Kammern 1 und 2 für flüssige Treibstoffe auf, welche Kam niern durch zwei koaxial ineinander angeord nete Behälter 3 und 4 gebildet sind, deren offene Stirnseiten mit einem Düsenkörper in Verbindung stehen. Derselbe weist Düsen öffnungen 6 auf, die von der Treibstoffkam mer 1 in axialer Richtung in einen Verbren nungsraum 7 der Rakete führen, sowie Dü senöffnungen 8, welche von der Treibstoff kammer 2 in radialer Richtung ebenfalls in den Verbrennungsraum 7 ausmünden.
Im Ruhezustand der Rakete, d. h. während deren Lagerung vor dem Abschuss, sind die genann ten Düsenöffnungen gegen die Treibstoff kammern durch Platzmembranen 9 bzw. 10 abgeschlossen, so dass die flüssigen Treibstoffe nicht zu den Düsenöffnungen gelangen kön nen.
Im Innern des Brennraumes 7 ist, am Dü senkörper 5 eine Austreibpatrone 11 befe stigt, die eine gegen die Verbrennung wider standsfähige Wandung besitzt und mit einem. pulverförmigen Brennstoff angefüllt ist. Vom Innern der Austreibpatrone führt eine Rohr leitung 12 in die Treibstoffkammer 1, wäh rend eine zweite Rohrleitung 13 in die Treib stoffkammer 2 ausmündet. Die in den flüs sigen Treibstoff eintauchenden Enden beider Rohrleitungen sind je durch eine Platz membran 14 bzw. 15 flüssigkeitsdicht abge schlossen, um das Eindringen von Treib stoff in die Austreibpatrone 11 zu verhüten. Die Wandung der Austreibpatrone 11 weist mehrere in den Verbrennungsraum 7 ausmün dende Öffnungen 16 auf.
Die Wirkungsweise der beschriebenen Ra kete ist wie folgt: Nach der elektrisch erfolgten Zündung der Austreibpatrone 11 entwickelt sich in der selben zufolge Verbrennung des in ihr unter gebrachten Pulvers ein hoher Druck, der sich durch die Rohrleitungen 12 und 13 unter Aufreissung der Membranen 14 und 15 in die Treibstoffkammern 1 und 2 fortpflanzt. Durch weiteren Druckaufbau in den Treib stoffkammern platzen die Membranen 9 und 10, so dass die Treibstoffe unter der Druck wirkung der Austreibpatrone 11 durch die Düsenöffnungen 6 und 8 in den Verbren nungsraum 7 einströmen, wobei durch die beschriebene Anordnung der Düsenöffnungen gleichzeitig eine Mischung der beiden. Treib mittel zu einem brennbaren Gemisch erreicht wird.
Durch die Öffnungen 16 in der Wan dung der Austreibpatrone 11 treten auch Stichflammen in den Verbrennungsraum 7 hinaus und bewirken die sofortige Zündung des Treibstoffgemisches im Augenblick des Eintretens der Treibstoffe in den Verbren nungsraum.
Bei der beschriebenen Ausführungsform der Rakete erfolgt die Zündung der Treib stoffe also unmittelbar durch die Austreib- patrone.
Die in Fig. 2 dargestellte Rakete unter scheidet sieh von der soeben beschriebenen hauptsächlich dadurch, dass die Austreib- patrone 11 auf der vom Verbrennungsrahm 7 abgewendeten Seite der beiden Treibstoff kammern 1 und 2 angeordnet ist. Platz membranen 14 und 15 schliessen im Ruhe zustand der Rakete die Austreibpatrone wie derum gegen die Treibstoffkammern ab. Ein zweites Paar Membranen befindet sich am andern Ende vor dem Düsenkörper, der wie im ersten Beispiel zwischen den Treibstoff kammern 1 und 2 und dem Verbrennungs raum 7 angeordnet ist.
Ein Röhrchen 17 ist durch die Treibstoffkammer 2 hindurch von der Austreibpatrone in den Verbrennungs- raum 7 geführt, wobei das eine Ende des Röhrchens im Bereiche der Düsenöffnungen des Düsenkörpers 5 eine Zelluloidkappe 18 als Abschluss trägt. Das Innere des Röhrchens 17 ist mit losem Schwarzpulver 19 angefüllt.
Bei der elektrisch erfolgten Zündung der Austreibpatrone 11 werden durch die eintre tende Druckentwicklung sowohl die Platz membranen 1-1 und 15 auf der einen als auch die Platzmembranen auf der andern Seite der Treibstoffbehälter 1 und 2 aufgerissen, wo nach die Treibstoffe in den Verbrennungs raum 7 strömen können. Gleichzeitig pflanzt. sieh die Stichflamme der Austreibpatrone über das als Brennweg dienende Schwarz pulver 19 im Röhrchen 18 unter Zerstörung der Kappe 17 bis in den Verbrennungsraum fort, wodurch die Treibstoffe im Augenblick ihres Einströmens in den Verbrennungsraum entzündet werden.
Bei der in Fig. 3 und .1 gezeigten dritten Ausführungsform der Rakete befindet sieh die Austreibpat.rone wie beim zweiten Bei spiel auf der vom Verbrennungsraum abge wendeten Seite der beiden Treibstoffkam- ntern 1 und 2 und ist in der Zeichnung nicht dargestellt. Gegen die Düsenöffnungen 6 und 6 des Düsenkörpers 5 sind die Treibstoffkam mern wiederum mittels Platzmembranen 9 und 10 abgeschlossen.
Am Düsenkörper 5 ist im Innern des Verbrennungsraumes 7 eine Zündpatrone befestigt, welche in einem Zelluloidbehälter 20 Schwarzpulver 21 ent hält. rin als Schlagzünder wirkendes Zünd hütchen 22 befindet sich im Innern der Schwarzpulverfüllung im Bereiche einer Spitze 23 eines Schlagbolzens 24, welcher in axialer Richtung verschiebbar in einer Boh rung 25 des Düsenkörpers 5 gelagert ist. Das von der Spitze 23 abgewendete Ende des Schlagbolzens ist an der Membran 10 befe stigt, so dass die Spitze 23 einigen Abstand vom Zündhütchen 22 aufweist.
Die Wirkungsweise dieser Rakete ist wie folgt: Nach der Zündung der nicht gezeichneten Austreibpatrone reissen die die Treibstoff kammern 1 und 2 gegen die Austreibpatrone und die Düsenöffnungen 6 und 8 abschlie ssenden Platzmembranenpaare auf, wodurch die Treibstoffe unter der Druckwirkung der Austreibpatrone in den Verbrennungsraum 7 der Rakete ausströmen können. Beim Zerrei ssen der Platzmembrane 10 wird der Schlag bolzen 24 unter der Druckwirkung gemäss Fig. 4 heftig nach unten gestossen, so dass seine Spitze 23 auf das Zündhütchen 22 auf schlägt und dasselbe zur Zündung bringt.
Das Zündhütchen bringt seinerseits das Schwarzpulver 21 der Zündpatrone zur Zün dung, welches bei seiner Verbrennung den Zelluloidbehälter 20 zerstört und die in den Verbrennungsraum 7 einströmenden Treib stoffe entzündet.
Es handelt sich hier also um eine indi rekte Zündung der Treibstoffe von der Aus- treibpatrone aus auf pyroteehnischem Weg.
Die Vorteile des erfindungsgemässen Zünd- verfahrens liegen einerseits in der grossen Sicherheit der Zündung und anderseits darin, dass auf pyrotechnischem Wege auch billige und allgemein gebräuchliche Brennstoffe, wie Benzol, Dieseltreibstoff usw., zur Zündung gebracht. und damit für den Antrieb von Ra- treten verwendet werden können.
Ausserdem braucht wegen der pyrotechnischen Zündung i auch an die Konzentration der meistens als Sauerstoffträger benützten Salpetersäure nicht mehr eine übermässig hohe Anforderung gestellt zu werden.
Process for igniting the liquid propellants of a rocket and rocket for carrying out the process. In rockets with liquid fuels, the ignition of the same in the moment of their inflow into the combustion chamber of the rocket has been shown to be special difficulties. It has heretofore been customary to use hypopergolic fuels, i.e. H. Fuels, which with the addition of the appropriate oxygen carrier, such as. B. nitric acid, ignite by itself.
However, since the ignitability of such propellants decreases with longer storage time, this ignition process loses security, and detonations can easily occur when the rocket is launched, which can lead to the destruction of the rocket and endanger the crew operating the same.
The present invention aims to remedy the problem described and be a method for igniting the liquid propellants of a rocket and a rocket for carrying out this method.
The method according to the invention is characterized in that the propellants entering the combustion chamber of the rocket due to the development of pressure from an expulsion cartridge are ignited pyrotechnically from the expulsion cartridge when they enter the combustion chamber.
The rocket suitable for carrying out this method is characterized in that means are present to ignite the propellants which get into the combustion chamber of the rocket as a result of the development of pressure from an expulsion cartridge by pyrotechnic means from the expulsion cartridge when entering the combustion chamber.
With reference to the drawing, in which purely for example .three embodiments of the inventive rocket are shown, the method according to the invention is also explained, for example. They show: FIG Drive start, FIG. 2 shows an analogous section through part of a rocket according to a second embodiment, also in the eye of the drive start,
Fig. 3 is a partial longitudinal section through a third -Nusbildungsforin the rocket before it was launched, Fig. 4 at the moment of the fuel ignition.
The rocket shown in Fig. 1 has two separate chambers 1 and 2 for liquid fuels, which Kam niern are formed by two coaxially interconnected angeord designated containers 3 and 4, the open end faces are in communication with a nozzle body. The same has nozzle openings 6 which lead from the propellant chamber 1 in the axial direction into a combustion chamber 7 of the rocket, as well as nozzle openings 8 which also open into the combustion chamber 7 from the propellant chamber 2 in the radial direction.
When the rocket is at rest, i.e. H. During their storage before the launch, the nozzle openings mentioned are sealed against the fuel chambers by space membranes 9 and 10, so that the liquid propellants cannot get to the nozzle openings.
Inside the combustion chamber 7 is on the nozzle 5 a Ausreibpatrone 11 BEFE Stigt, which has a resistant to the combustion wall and with a. powdered fuel is filled. From the inside of the expulsion cartridge, a pipe 12 leads into the fuel chamber 1, while a second pipe 13 opens into the propellant chamber 2. The immersed in the liquid fuel ends of the two pipes are each closed liquid-tight by a space membrane 14 or 15 to prevent the ingress of propellant into the expulsion cartridge 11. The wall of the expulsion cartridge 11 has a plurality of openings 16 opening into the combustion chamber 7.
The operation of the rocket described is as follows: After the electrical ignition of the expulsion cartridge 11, a high pressure develops in the same, as a result of the combustion of the powder contained in it, which spreads through the pipes 12 and 13, tearing the membranes 14 and 15 propagates into fuel chambers 1 and 2. As a result of further pressure build-up in the propellant chambers, the membranes 9 and 10 burst, so that the propellants flow under the pressure effect of the expulsion cartridge 11 through the nozzle openings 6 and 8 into the combustion chamber 7, with a mixture of the two at the same time due to the described arrangement of the nozzle openings . Propellant medium to a combustible mixture is achieved.
Through the openings 16 in the Wan extension of the expulsion cartridge 11, flashes of flames also enter the combustion chamber 7 and cause the immediate ignition of the fuel mixture at the moment the fuels enter the combustion chamber.
In the embodiment of the rocket described, the propellants are ignited directly by the expulsion cartridge.
The rocket shown in FIG. 2 differs from the one just described mainly in that the expulsion cartridge 11 is arranged on the side of the two fuel chambers 1 and 2 facing away from the combustion frame 7. Space membranes 14 and 15 close the expulsion cartridge against the fuel chambers when the rocket is at rest. A second pair of membranes is located at the other end in front of the nozzle body, which is arranged between the fuel chambers 1 and 2 and the combustion chamber 7 as in the first example.
A tube 17 is led through the fuel chamber 2 from the expulsion cartridge into the combustion chamber 7, one end of the tube wearing a celluloid cap 18 as a closure in the area of the nozzle openings of the nozzle body 5. The inside of the tube 17 is filled with loose black powder 19.
When the expulsion cartridge 11 is ignited electrically, both the space diaphragms 1-1 and 15 on one side and the space diaphragms on the other side of the fuel containers 1 and 2 are torn open by the development of pressure, where after the fuels enter the combustion chamber 7 can flow. Plants at the same time. see the jet flame of the expulsion cartridge over the black powder 19 serving as a combustion path in the tube 18, destroying the cap 17 and into the combustion chamber, causing the fuels to be ignited at the moment they flow into the combustion chamber.
In the third embodiment of the rocket shown in FIGS. 3 and 1, the expulsion cartridge is located, as in the second example, on the side of the two fuel chambers 1 and 2 facing away from the combustion chamber and is not shown in the drawing. Against the nozzle openings 6 and 6 of the nozzle body 5, the Treibstoffkam numbers are again closed by means of space membranes 9 and 10.
On the nozzle body 5, an ignition cartridge is fixed in the interior of the combustion chamber 7, which holds 20 black powder 21 ent in a celluloid container. Rin acting as a percussion fuse ignition cap 22 is located inside the black powder filling in the region of a tip 23 of a firing pin 24, which is mounted in an axial direction in a drilling 25 of the nozzle body 5. The end of the firing pin facing away from the tip 23 is attached to the membrane 10, so that the tip 23 is some distance from the primer 22.
The operation of this rocket is as follows: After the ignition of the expulsion cartridge, not shown, the propellant chambers 1 and 2 tear open against the expulsion cartridge and the nozzle openings 6 and 8 closing space membrane pairs, whereby the propellants under the pressure of the expulsion cartridge into the combustion chamber 7 of the Missile can escape. When tearing the space membrane 10, the impact bolt 24 is violently pushed down under the pressure effect of FIG. 4, so that its tip 23 hits the primer 22 and ignites the same.
The primer in turn brings the black powder 21 of the ignition cartridge to Zün manure, which destroyed the celluloid container 20 during its combustion and ignites the propellants flowing into the combustion chamber 7.
So what is involved here is an indirect ignition of the propellants from the expulsion cartridge in a pyrotechnic way.
The advantages of the ignition method according to the invention are, on the one hand, the great reliability of the ignition and, on the other hand, that inexpensive and commonly used fuels such as benzene, diesel fuel etc. are ignited by pyrotechnic means. and can therefore be used to drive bikes.
In addition, because of the pyrotechnic ignition, there is no longer an excessively high requirement for the concentration of the nitric acid, which is mostly used as an oxygen carrier.